XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: manu4/30 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4157 0.08307 0.07270 0.0566 0.9999 0.7403 -2.750 -0.4279 0.08056 0.07025 0.0574 0.9999 0.7201 -2.500 -0.4259 0.07829 0.06797 0.0556 0.9999 0.6996 -2.250 -0.4076 0.07613 0.06580 0.0515 0.9999 0.6792 -2.000 -0.3822 0.07423 0.06388 0.0466 0.9999 0.6601 -1.750 -0.3511 0.07258 0.06218 0.0411 0.9999 0.6430 -1.500 -0.3167 0.07052 0.06022 0.0364 0.9999 0.6319 -1.250 -0.2799 0.06923 0.05899 0.0309 0.9999 0.6234 -1.000 -0.2433 0.06764 0.05758 0.0262 0.9999 0.6193 -0.750 -0.2110 0.06690 0.05708 0.0215 0.9999 0.6161 -0.500 -0.2004 0.06826 0.05879 0.0183 0.9999 0.6134 -0.250 -0.0900 0.07194 0.06208 -0.0100 0.9014 0.6130 0.000 -0.0146 0.07163 0.06120 -0.0233 0.8361 0.6206 0.250 0.0461 0.07110 0.06025 -0.0323 0.7957 0.6363 0.500 0.1044 0.07097 0.05975 -0.0408 0.7668 0.6570 0.750 0.1509 0.07147 0.06005 -0.0478 0.7481 0.6844 1.000 0.2042 0.07161 0.06036 -0.0561 0.7334 0.7336 1.250 0.3034 0.07304 0.06235 -0.0752 0.7175 1.0001 1.500 0.3422 0.07714 0.06560 -0.0829 0.7112 1.0001 1.750 0.3852 0.08122 0.06868 -0.0904 0.7066 1.0001 2.000 0.4114 0.08511 0.07186 -0.0944 0.7049 1.0001 2.250 0.4219 0.08912 0.07537 -0.0960 0.7060 1.0001 2.500 0.4262 0.09313 0.07899 -0.0967 0.7089 1.0001 2.750 0.4319 0.09705 0.08250 -0.0974 0.7129 1.0001 3.000 0.4423 0.10087 0.08590 -0.0985 0.7174 1.0001 3.250 0.4496 0.10468 0.08936 -0.0992 0.7227 1.0001 3.500 0.4409 0.10833 0.09280 -0.0980 0.7319 1.0001 3.750 0.4519 0.11206 0.09615 -0.0990 0.7385 1.0001 4.000 0.4414 0.11535 0.09928 -0.0975 0.7507 1.0001 4.250 0.4521 0.11913 0.10271 -0.0985 0.7600 1.0001 4.500 0.4412 0.12217 0.10560 -0.0969 0.7765 1.0001 4.750 0.4359 0.12535 0.10860 -0.0960 0.7958 1.0001 5.000 0.4318 0.12869 0.11173 -0.0952 0.8196 1.0001